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961.
962.
后掠桨尖旋翼气弹响应及载荷分析 总被引:1,自引:0,他引:1
以动力学模型和气动模型相匹配为原则,建立了后掠桨尖旋翼的细致气弹模型。结构模型考虑了旋翼桨叶的偏置、预锥、预掠、预扭以及桨尖的后掠、下反等多种旋翼参数。气动模型计入了旋翼尾迹诱导的不均匀入流,分析了不同桨尖后掠角对旋翼气弹响应及桨毂载荷的影响。数值结果表明,桨尖后掠对扭转响应影响较大,对挥舞响应影响较小。适当的桨尖后掠有助于降低桨毂垂直振动载荷。配置例题的气弹模型有助于提高载荷预估精度。 相似文献
963.
装置适用于风洞应变式微量天平六分量精密静态校准。通过高精度复位工件台和电视测量实现了微量天平的五分量体轴校;应用力的精密传递与转换实现了微量载荷在水平方向的准确加载。对三分量天平的综合加载精度以及影响因素进行了分析,同时还给出了该设备对三分量微量天平校准的结果,并与其他设备校准结果进行了比较 相似文献
964.
共轴刚性双旋翼系统提高直升机最大前飞速度,但旋翼振动载荷明显增大。为研究高速共轴刚性双旋翼系统振动载荷特性,须首先分析共轴刚性双旋翼气动干扰下的非定常气动载荷。基于非定常面元法建立满足桨叶前缘和后缘边界条件的旋翼反流区气动模型以体现高速共轴刚性双旋翼后行边反流区影响,且增加共轴刚性双旋翼桨尖涡-桨叶气动干扰模型以体现共轴刚性双旋翼非定常气动干扰影响,并结合基于黏性涡粒子法的共轴刚性双旋翼尾迹模型,构建高速共轴刚性双旋翼气动干扰下的气动载荷分析方法。通过计算前飞状态下的X2共轴刚性双旋翼特征剖面非定常气动载荷时间历程,并与PRASADUM以及基于NASA OVERFLOW和CREATE AV Helios的CFD/CSD计算结果对比,验证本文共轴刚性双旋翼非定常气动载荷分析方法的有效性。相比于PRASADUM,本文分析更好地体现上、下旋翼在前行边和后行边非定常气动载荷的变化特性,并与CFD/CSD计算结果更吻合。分析X2上、下旋翼气动干扰对共轴刚性双旋翼桨叶非定常气动载荷的影响,以及单旋翼与共轴刚性双旋翼非定常气动载荷差异。分析表明,低速状态下的共轴刚性双旋翼非定常气动载荷受双旋翼桨尖涡干扰显著,而高速前飞状态受双旋翼桨叶干扰明显,且表现出桨叶片数整数倍的辐射状干扰特征。 相似文献
965.
刘铁让 《南京航空航天大学学报》1992,(5)
本文研究了弹性体表面覆盖层对弹性体内部由于瞬态加载或者材料突然断裂等冲击因素所引起的应力波的动力响应问题。提出了一种对该类问题进行初步分析的简化模型,在此基础上建立了应力波场的分析方法,并借助于积分变换技术求得了问题的解析解。最后通过算例分析讨论了问题的两种特征参数对覆盖层位移响应及界面应力响应的影响规律。结果表明,本文所提出的模型及应大波场的分析方法对于初步研究覆盖层对冲击应力波响应问题的动态特征是有效的。 相似文献
966.
定义了疲劳载荷谱的两个特征参数:块谱强度和形状因子,由此去描述载荷谱的特征,并研究了特征参数和疲劳裂纹扩展之间的关系。分析结果表明:块谱强度是疲劳裂纹扩展的平均驱动力,而形状因子是给定疲劳寿命下裂纹尺寸方差的主要来源。 相似文献
967.
本文采用用爆炸冲击加载装置,对带裂纹韧性材料三点弯曲试件,进行了裂纹修补后的动态断裂实验研究。实验结果表明,在强冲击载荷作用下,带裂纹试件修补后的抗断强度可提高2-3倍。因而证明,裂方修补技术用于韧性材料的强冲击载荷作用下的防断裂问题有意义的。也是可行的。同时本文运用全塑性应力分析,给出了修补后试件纹启裂时的材料动态裂韧性CTOD的实验结果。 相似文献
968.
萧秋庭 《南京航空航天大学学报》1997,29(6):660-665
论述无人驾驶直升机设计的主要载荷研究问题。(1)设计规范研究:主要讨论国内外无人直升机尚无设计规范的情况下,载荷问题的处理与应用;(2)静强度载荷研究:通过机体结构强度计算及全机静力试验,论及静载荷下全机的强度与刚度品质;(3)全机振动特性与响应研究:通过机体动力特性计算,动力特性试验及振动水平测试论及全机振动与响应特性;(4)着陆载荷研究:通过撬式起落架功量计算分析,落震试验论及全机着陆载荷特性 相似文献
969.
基于广义正交域的一种动载荷识别方法研究 总被引:10,自引:0,他引:10
提出广义正交多项式理论,并且基于这一正交域研究线性动力学系统输入输出时域卷积关系变换到广义正交域的线性算子。数值仿真及试验考核表明该方法适用于各种类型的确定性动载荷识别问题,具有良好的识别精度和抗噪声干扰能力,尤其对于短样本冲击载荷的识别更具有独特的优势。该方法在实际工程结构应用时,具有试验成本小,易于实现等特点,是一种十分值得推广的动载荷识别新方法。 相似文献
970.